公开(公告)号：WO2016022135A1

公开(公告)日：2016-02-11

申请号：PCT/US2014/050253

申请日：2014-08-08

Applicant: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT ,  SIEMENS ENERGY, INC.

Inventor： BERTONCELLO, James ,  SCHILP, Reinhard ,  FOX, Timothy, A. ,  HARDES, Jacob, William

IPC: F23R3/28 ,  F23R3/34 ,  F23K5/00 ,  F23K5/06

CPC classification number: F23R3/286 ,  F02C7/22 ,  F05D2220/32 ,  F23D2900/00008 ,  F23K5/005 ,  F23K5/06 ,  F23R3/346

Abstract: A fuel system (10) for a gas turbine engine that improves efficiency by supplying fuel to a primary stage (14) and secondary stage (16) via a common fuel source (18) is disclosed. The fuel system (10) may be formed from first and second primary injector assembly stages (20, 22) and a first premix injector assembly stage (24) positioned upstream from a combustor chamber (26), whereby the first premix injector assembly stage (24) is a secondary injector system. The second primary stage (22) and the first premix stage (24) may be in fluid communication with the same fuel source (18) to eliminate duplicative components found within systems where fuel is supplied individually to the second primary stage and the first premix stage. In at least one embodiment, the second primary injector assembly stage (22) and the first premix injector assembly stage (24) may each be in communication with a fuel manifold (28) configured to supply more fuel to the second primary stage (22) than the first premix stage (24).

Abstract translation: 公开了一种用于燃气涡轮发动机的燃料系统（10），其经由公共燃料源（18）向初级（14）和次级级（16）供应燃料来提高效率。 燃料系统（10）可以由第一和第二主要喷射器组件级（20,22）和位于燃烧室（26）的上游的第一预混合喷射器组件平台（24）形成，由此第一预混合喷射器组件平台 24）是二次注射器系统。 第二初级阶段（22）和第一预混合阶段（24）可以与相同的燃料源（18）流体连通，以消除在单独向第二初级阶段和第一预混合阶段供应燃料的系统内发现的重复组分 。 在至少一个实施例中，第二主要喷射器组件平台（22）和第一预混合喷射器组件平台（24）可以各自与燃料歧管（28）连通，燃料歧管（28）被配置为向第二主级（22）供应更多燃料， 比第一个预混合阶段（24）。

公开(公告)号：WO2017052547A1

公开(公告)日：2017-03-30

申请号：PCT/US2015/051884

申请日：2015-09-24

Applicant: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT ,  SIEMENS ENERGY, INC.

Inventor： BERTONCELLO, James ,  MIDUTURI, Krishna C. ,  RITLAND, David M ,  ZURHORST, Marcus ,  WEGNER, Bernhard ,  HUTH, Michael

IPC: F23R3/28 ,  F23R3/14 ,  F23C7/00

CPC classification number: F23R3/286 ,  F23C7/004 ,  F23C2900/07001 ,  F23D2900/11402 ,  F23R3/14

Abstract: A dual stage vane pilot nozzle (100) has a non-diffusion nozzle (110) and a first fuel stage (121) and a second fuel stage (122). The first fuel stage (121) has a first fuel injector (101) having first injection holes (103) and a first fuel annulus (105). The second fuel stage (122) has a second fuel injector (102) having second injection holes (104) and a second fuel annulus (106). The non-diffusion (110) does not have a diffusion tip. This arrangement allows for the reduction of nitrogen oxide emissions.

Abstract translation: 双级叶片先导喷嘴（100）具有非扩散喷嘴（110）和第一燃料级（121）和第二燃料级（122）。 第一燃料台（121）具有第一燃料喷射器（101），其具有第一喷射孔（103）和第一燃料环（105）。 第二燃料台（122）具有第二燃料喷射器（102），其具有第二喷射孔（104）和第二燃料环（106）。 非扩散（110）不具有扩散尖端。 这种布置允许减少氮氧化物排放。

公开(公告)号：WO2013044197A2

公开(公告)日：2013-03-28

申请号：PCT/US2012/056801

申请日：2012-09-24

Applicant: SIEMENS ENERGY, INC. ,  TIWARY, Abhijeet ,  RAMIER, Stephen A. ,  FOX, Timothy A. ,  BERTONCELLO, James ,  WILLIAMS, Steven

Inventor： TIWARY, Abhijeet ,  RAMIER, Stephen A. ,  FOX, Timothy A. ,  BERTONCELLO, James ,  WILLIAMS, Steven

IPC: F02C7/24 ,  F23R3/42 ,  B21D53/84

CPC classification number: F23M5/00 ,  F01N1/023 ,  F02C7/24 ,  F05D2260/963 ,  F23M20/005 ,  F23M2900/05004 ,  F23R3/002 ,  F23R3/06 ,  F23R3/42 ,  F23R2900/00014 ,  F23R2900/00017 ,  F23R2900/00018 ,  F23R2900/03042 ,  F23R2900/03044 ,  Y10T29/49323

Abstract: A combustor (100) for a gas turbine engine (30) has a circumferentially extending liner (109) defining at least a portion of an interior combustion chamber (107) and a hot gas path (115). The liner includes a resonator section (112) including at least one resonator (116A, 116B) having a resonator chamber (125A, 125B) formed on an exterior of the liner. A thermal barrier coating (118) is disposed along an inner surface of the liner including an inner surface (130) of the resonator section. The resonator further includes a plurality of apertures (117) and each aperture extends through the liner and the thermal barrier coating at the resonator section and there is fluid flow communication between the combustion chamber and the resonator chamber.

Abstract translation: 用于燃气涡轮发动机（30）的燃烧器（100）具有限定内部燃烧室（107）和热气体路径（115）的至少一部分的周向延伸的衬套（109）。 衬套包括谐振器部分（112），该谐振器部分包括至少一个谐振器（116A，116B），该谐振器具有形成在衬套的外部上的谐振腔（125A，125B）。 隔热层涂层（118）沿着衬套的内表面设置，包括谐振器部分的内表面（130）。 谐振器还包括多个孔（117），并且每个孔在谐振器段处延伸穿过衬垫和热障涂层，并且在燃烧室和谐振腔之间存在流体流动连通。

公开(公告)号：WO2013043768A1

公开(公告)日：2013-03-28

申请号：PCT/US2012/056174

申请日：2012-09-20

Applicant: SIEMENS ENERGY, INC. ,  RAMIER, Stephen A. ,  TIWARY, Abhijeet ,  FOX, Timothy A. ,  BERTONCELLO, James ,  WILLIAMS, Steven ,  GARAN, Daniel W.

Inventor： RAMIER, Stephen A. ,  TIWARY, Abhijeet ,  FOX, Timothy A. ,  BERTONCELLO, James ,  WILLIAMS, Steven ,  GARAN, Daniel W.

IPC: F23R3/28 ,  F23R3/34 ,  F23R3/36

CPC classification number: F23R3/36 ,  F23R3/286 ,  F23R3/346 ,  F23R2900/00004 ,  F23R2900/00005 ,  F23R2900/00018 ,  Y10T137/2931

Abstract: A casting (52) for a support housing (50), including: a fuel manifold (56) comprising an a-stage gas gallery (80) and a b-stage gas gallery (82); a-stage and a b-stage rocket bases (60) integrally cast with the fuel manifold (56), the a-stage gas gallery (80) in fluid communication with the a-stage stage rocket bases and the b-stage gas gallery (82) in fluid communication with the b-stage rocket bases; and one oil tube passageway (64) for each fuel rocket base (60), each oil tube passageway (64) spanning from an upstream end (66) of the fuel manifold (56) to an interior (68) of a respective fuel rocket base (60). Each oil tube passageway (64) is disposed radially inward of an inner perimeter (102) of the b-stage gas gallery (82).

Abstract translation: 一种用于支撑壳体（50）的铸件（52），包括：燃料歧管（56），包括一级气体通道（80）和一个b级气体通道（82）; 与燃料歧管（56）整体铸造的a级和b级火箭基座（60），与舞台级火箭基座和b级气槽相通的a级气罐（80） （82）与b级火箭基座流体连通; 和用于每个燃料火箭基座（60）的一个油管通道（64），每个油管通道（64）从燃料歧管（56）的上游端（66）到相应燃料火箭的内部（68） 基座（60）。 每个油管通道（64）设置在b级气体通道（82）的内周（102）的径向内侧。

公开(公告)号：WO2016080957A1

公开(公告)日：2016-05-26

申请号：PCT/US2014/066036

申请日：2014-11-18

Applicant: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

Inventor： HETTINGER, Benjamin G. ,  BERTONCELLO, James ,  SCHIAVO, Anthony L. ,  FOX, Timothy A. ,  SCHILP, Reinhard

IPC: F01D9/02 ,  F23R3/60

CPC classification number: F01D9/023 ,  F01D25/28 ,  F05D2220/32 ,  F05D2230/642 ,  F05D2260/30 ,  F05D2300/50212 ,  F23R3/60

Abstract: A transition duct exit frame (10) for supporting a transition duct (12) extending downstream from a combustor (14) to a turbine assembly (16) in a gas turbine engine (18) and including one or more transition duct exit frame inserts (20) configured to reduce thermal distortion created during operation of the gas turbine engine (18) is disclosed. The transition duct exit frame (10) is formed from one or more transition duct exit frame bodies (22). The transition duct exit frame body (22) is formed from a first material having a first coefficient of thermal expansion. The transition duct exit frame insert (20) forms at least a portion of the transition duct exit frame body. The transition duct exit frame insert (20) is formed from a second material (26) having a second coefficient of thermal expansion that is different than the first coefficient of thermal expansion of the first material (24) to reduce distortion within the transition duct exit frame body (22) during operation of the gas turbine engine (18).

Abstract translation: 一种用于支撑从燃烧器（14）的下游延伸到燃气涡轮发动机（18）中的涡轮机组件（16）的过渡管道（12）的过渡管道出口框架（10），并且包括一个或多个过渡管道出口框架插入件 公开了一种用于减少在燃气涡轮发动机（18）的运行期间产生的热变形的结构（20）。 过渡管道出口框架（10）由一个或多个过渡管道出口框架体（22）形成。 过渡管出口框架体22由具有第一热膨胀系数的第一材料形成。 过渡管道出口框架插入件（20）形成过渡管道出口框架体的至少一部分。 过渡管道出口框架插入件（20）由具有与第一材料（24）的第一热膨胀系数不同的第二热膨胀系数的第二材料（26）形成，以减少过渡管道出口 在所述燃气涡轮发动机（18）的运行期间，所述框体（22）。